CN109238040A - 尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及导弹控制技术领域，尤其是涉及一种尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法。该尾翼折叠装置，包括翼片、筒体和展开组件；所述翼片具有相对的连接边与自由边；所述翼片的连接边与所述筒体的外表面之间活动连接，以使所述翼片的自由边能够在受到外力的作用下向所述筒体的外表面运动；所述展开组件用于在所述翼片失去所述外力时，使所述翼片的自由边向远离所述筒体的外表面的方向运动。该微型导弹，包括所述的尾翼折叠装置。本发明通过使翼片可折叠的设置在筒体的外表面，以便于减小导弹整体的占用空间；并且通过展开组件实现导弹从发射筒射出后，翼片自动展开。

Description

尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法

技术领域

本发明涉及导弹控制技术领域，尤其是涉及一种尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法。

背景技术

近年来，无人机技术发展迅速，在执行微小型目标打击任务中扮演着越来越重要的角色。由于无人机的载弹量有限，为满足无人机的携带，对导弹直径及重量提出了小型化、轻量化的要求。随着导弹直径越来越小，重量越来越轻，无人机一次可携带的导弹数量随即增加，但传统的导弹采用的固定式X布局尾翼占用空间较大，反而阻碍了无人机载弹量的增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法，以解决现有技术中存在传统的导弹采用的固定式X布局尾翼占用空间较大，反而阻碍了无人机载弹量的增加的技术问题。

本发明提供了一种尾翼折叠装置，包括翼片、筒体和展开组件；所述翼片具有相对的连接边与自由边；所述翼片的连接边与所述筒体的外表面之间活动连接，以使所述翼片的自由边能够在受到外力的作用下向所述筒体的外表面运动；所述展开组件用于在所述翼片失去所述外力时，使所述翼片的自由边向远离所述筒体的外表面的方向运动。

进一步地，所述展开组件包括扭转弹性件，且所述扭转弹性件安装于所述翼片与所述筒体之间。

进一步地，所述翼片的连接边通过销轴安装于所述筒体的外表面，且所述翼片能够绕所述销轴的轴线转动。

进一步地，所述销轴的轴线与所述筒体的轴线相平行，且所述翼片的翼面能够贴至所述筒体的外表面。

进一步地，还包括锁止组件，用于使所述翼片转动设定角度后，使所述翼片的倾斜角度保持不变。

进一步地，所述锁止组件包括端部凸台、角度限位凸台和弹性片；所述端部凸台固定于所述翼片的连接边；所述角度限位凸台和所述弹性片均安装于所述筒体上，且所述角度限位凸台与所述弹性片间隔设置；所述端部凸台与所述弹性片相对设置，用于在所述翼片转动设定角度后，所述弹性片的端部能够与所述端部凸台相抵接。

进一步地，所述锁止组件还包括垫板和压板；所述压板、所述弹性片和所述垫板依次叠固定于所述筒体的外表面，且所述垫板与所述筒体的外表面相接触。

进一步地，所述翼片的轴向截面的面积由所述翼片的连接边向所述翼片的自由边逐渐减小。

进一步地，所述翼片的翼面呈弧形，用于与所述筒体的表面相贴。

进一步地，所述筒体的两端均固定有端面法兰，所述翼片的连接边位于两个所述端面法兰之间。

进一步地，还包括尾喷管，所述尾喷管穿设于所述筒体中，且所述尾喷管与所述筒体之间通过轴承连接。

进一步地，所述尾喷管的两端均穿出所述筒体，且所述尾喷管的一端固定有限位环，所述尾喷管的另一端具连接法兰部。

进一步地，所述翼片的数量为多个，且多个所述翼片沿所述筒体的周向均匀布设。

本发明还提供了一种微型导弹，包括如权利要求1-13中任一项所述的尾翼折叠装置。

本发明还提供了一种尾翼折叠方法，所述尾翼包括翼片，所述翼片具有相对的连接边与自由边，其特征在于，所述折叠方法包括：将所述翼片的连接边与一筒体的外表面活动连接，以使所述翼片的自由边能够在受到外力的作用下向所述筒体的外表面运动；在所述翼片与所述筒体之间设置一展开组件，当所述翼片失去所述外力时，通过展开组件使所述翼片的自由边向远离筒体的外表面的方向运动。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

本发明提供的尾翼折叠装置，在使用时，可以与弹体相连接，通过使翼片可折叠的设置在筒体的外表面，以便于减小导弹整体的占用空间；并且通过展开组件实现导弹从发射筒射出后，翼片自动展开。

本发明还提供的微型导弹，包括所述的尾翼折叠装置。基于上述分析可知，该微型导弹由于翼片可以折叠，因此有利于减小导弹的占用空间。

本发明还提供的尾翼折叠方法，基于上述分析可知，该尾翼折叠方法通过使翼片折叠，有利于减小导弹的占用空间。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的尾翼折叠装置的结构示意图；

图2为本发明实施例一提供的尾翼折叠装置的翼片位于折叠状态时的结构示意图；

图3为本发明实施例一提供的尾翼折叠装置的其中一个翼片处于展开状态时的结构示意图；

图4为本发明实施例一提供的尾翼折叠装置的翼片处于展开状态时的结构示意图；

图5为本发明实施例一提供的尾翼折叠装置的局部结构示意图；

图6为本发明实施例一中筒体的轴向剖视图；

图7为本发明实施例一中筒体的结构示意图；

图8为本发明实施例一中端面法兰的结构示意图；

图9为图8中沿A-A线的剖视图；

图10为图8中沿B-B线的剖视图；

图11为本发明实施例二提供的微型导弹的局部结构示意图。

图标：

101-翼片；102-筒体；103-自由边；104-销轴；105-端面法兰；106-轴向槽；107-柱状延伸部；108-扭转弹簧；109-端部凸台；110-角度限位凸台；111-弹性片；112-环形槽；113-垫板；114-压板；115-尾喷管；116-限位环；117-连接法兰部；118-弹体；119-螺钉；120-轴承。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

通常在此处附图中描述和显示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。

基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一

参见图1至图10所示，本发明实施例一提供了一种尾翼折叠装置包括翼片101、筒体102和展开组件；翼片101具有相对的连接边与自由边103；翼片101的连接边与筒体102的外表面之间活动连接，以使翼片101的自由边103能够在受到外力的作用下向筒体102的外表面运动，也就是说，受到的外力指的是折叠装置外部的力，即受到导弹的发射筒对其施加的力时，翼片101的翼面能够至筒体102的外表面；展开组件用于在翼片101失去外力时，使翼片101的自由边103向远离筒体102的外表面的方向运动，即当尾翼折叠装置从发射筒射出后，翼片101不再受到导弹的发射筒的筒臂的约束时，翼片101抬起，翼片101的翼面不再与筒体102的外表面相贴，变成展开状态。

具体而言，翼片101的连接边即翼片101的根部，翼片101的自由边103即翼片101的翼梢。翼片101的连接边与筒体102之间铰接。

该实施例提供的尾翼折叠装置，在使用时，可以与弹体118相连接，通过使翼片101可折叠的设置在筒体102的外表面，以便于减小导弹整体的占用空间；并且通过展开组件实现导弹从发射筒射出后，翼片101自动展开。

参见图3所示，该实施例可选的方案中，翼片101的轴向截面的面积由翼片101的连接边向翼片101的自由边103逐渐减小，也就是说，翼片101的轴向截面为变截面结构，翼片101的厚度从翼根部到翼梢处逐渐减小，这样可以可以提高翼片101的连接边的强度及减轻翼片101的整体重量。

该实施例可选的方案中，翼片101的翼面能够贴至筒体102的外表面，翼片101的翼面呈弧形，用于与筒体102的表面相贴，这样便于实现翼片101的折叠时，贴至筒体102的表面。筒体102的外直径与弹体118的直径基本一致，这样翼片101折叠在筒体102上后，呈折叠状态时，尾翼折叠装置的最大直径基本与弹体118的直径一致。需要说明的是，该实施例中，相贴表示的是翼片的翼面紧挨着筒体的表面，两者之间可以有间隙，也可以相接触。

该实施例可选的方案中，翼片101的数量为多个，且多个翼片101沿筒体102的周向均匀布设。

具体而言，该实施例中，以翼片101的数量为4个为例，来进行具体说明。相邻两个翼片101之间所对的圆心角为90°。

参见图2所示，该实施例可选的方案中，翼片101的连接边通过销轴104安装于筒体102的外表面，且翼片101能够绕销轴的轴线转动。筒体102的两端均固定有端面法兰105，翼片101的连接边位于两个端面法兰105之间。端面法兰105通过螺钉固定于筒体102的端面上。端面法兰105的外径大于筒体102的外径。

参见图5、图6和图7所示，具体而言，筒体102的外表面上开设有四条轴向槽106，且四条轴向槽106在筒体102的圆周方向上均匀分布；轴向槽106的长度延伸方向即筒体102的轴线相平行。翼片101的连接边的中部具有柱状延伸部107，柱状延伸部107与翼片101为一体结构，柱状延伸部107开设有销轴孔，销轴穿过销轴孔后，销轴的两端分别插入筒体102的两端的端面法兰105中，这样便可以将翼片101安装于筒体102上，即翼片101以铰接的方式安装于筒体102的外表面。销轴穿设于轴向槽106中，即销轴的轴线与轴向槽106的长度延伸方向相平行，销轴的轴线与筒体102的轴线相平行。

该实施例可选的方案中，展开组件包括扭转弹性件，且扭转弹性件安装于翼片101与筒体102之间。

具体而言，扭转弹性件为扭转弹簧108，扭转弹簧108的一个支脚支撑在筒体102上，扭转弹簧108的另一个支撑支撑在翼片101的其中一个翼面上。扭转弹簧108套设在销轴上，扭转弹簧108的螺旋段也位于轴向槽106中。为了提高翼片101的展开的弹力，扭转弹簧108的数量为两个。需要说明的是，该实施例中，扭转弹性件的数量不仅局限于两个，还可以三个以上，并根据实际情况来确定。

该实施例可选的方案中，尾翼折叠装置还包括锁止组件，用于使翼片101转动设定角度后，使翼片101的倾斜角度保持不变，也就是说，当翼片101从与筒体102的外表面相贴的状态变成直立状态后，通过锁止组件保证其直立的状态。

参见图2所示，该实施例可选的方案中，锁止组件包括端部凸台109、角度限位凸台110和弹性片111；端部凸台109固定于翼片101的连接边；角度限位凸台110和弹性片111均安装于筒体102上，且角度限位凸台110与弹性片111间隔设置；端部凸台109与弹性片111相对设置，用于在翼片101转动设定角度后，弹性片111的端部能够与端部凸台109相抵接。

参见2和图5所示，具体而言，筒体102的外表面的中部还开设有环形槽112，端部凸台109与柱状延伸部107相连接，且端部凸台109与柱状延伸部107为一体结构；端部凸台109位于环形槽112中，这样满足翼片101能够绕销轴转动。弹性片111呈弧形，且弹性片111安装于环形槽112中。角度限位凸台110与端面法兰105的端面相连接，且角度限位凸台110可以与端面法兰105为一体结构，这样当翼片101转动设定角度后，角度限位凸台110便与翼片101的另一个翼面相抵接，以阻止翼片101转动过度。端面法兰105的端面上固定有4个角度限位凸台110，以分别对每个翼片101进行角度限位。

该实施例可选的方案中，锁止组件还包括垫板113和压板114；压板114、弹性片111和垫板113依次叠固定于筒体102的外表面，且垫板113与筒体102的外表面相接触。

参见图2所示，具体而言，垫板113和压板114均呈弧形，且垫板113和压板114均安装于环形槽112中，垫板113与环形槽112的槽底相接触，压板114用于将弹性片111压在垫板113上；弹性片111位于垫板113和压板114之间；弹片的一端部伸出垫板113的端部，且还伸出压板114的端部，垫板113的厚度大于端部凸台109的高度，这样端部凸台109随着翼片101转动过程中，才能够从弹片的下方翻到弹性片111的上方。压板114、弹性片111和垫板113三者之间通过镙钉固定于环形槽112中。弹性片111可以为金属弹片。

参见图1所示，该实施例可选的方案中，尾翼折叠装置还包括尾喷管115，尾喷管115穿设于筒体102中，且尾喷管115与筒体102之间通过轴承120连接，该轴承可以为深沟球轴承；需要说明的是，该轴承还可以采用其它轴承，以实现筒体102能够相对于尾喷管115自由旋转。

该实施例可选的方案中，尾喷管115的两端均穿出筒体102，且尾喷管115的一端固定有限位环116，尾喷管115的另一端具连接法兰部117。

具体而言，连接法兰部117与导弹的弹体118通过镙钉和/或螺纹连接的方式连接。限位环116与尾喷管115通过螺钉119固定连接，该螺钉可以为沉头螺钉。限位环116能够保证筒体102绕弹体118的轴线自由旋转，并且能够对筒体102进行轴向定位。

本发明实施例一还提供了一种尾翼折叠方法，尾翼包括翼片101，翼片101具有相对的连接边与自由边103，其特征在于，折叠方法包括：将翼片101的连接边与一筒体102的外表面活动连接，以使翼片101的自由边103能够在受到外力的作用下向筒体102的外表面运动；在翼片101与筒体102之间设置一展开组件，当翼片101失去外力时，通过展开组件使翼片101的自由边103向远离筒体102的外表面的方向运动。该尾翼折叠方法采用所述的尾翼折叠装置，实现尾翼的折叠。

本发明实施例中，尾翼折叠装置的工作原理为：

将尾翼折叠装置与导弹的弹体118相连接，在使翼片101折叠时，用专用工具对弹性片111的端部(即弹性片111的前端)施压，弹性片1115向下弯曲，从而弹性片111的前端脱离翼片101上的端部凸台109，不再对翼片101施加约束，手压翼片101，翼片101绕销轴旋转，折叠在筒体102的圆周面上(参见图2所示)；然后在折叠状态下，可以将导弹装入发射筒内，导弹在发射筒内时，在扭转弹簧108的弹力的作用下，翼片101的翼稍与发射筒的内筒壁相抵接。导弹发射后，且脱离发射筒后，翼片101在扭转弹簧108的作用下迅速反弹，由于扭转弹簧108的作用力大于弹性片111的弹力，翼片101的根部的端部凸台109将弹性片111向下施压，翼片101迅速旋转张开，翼片101旋转到位后，弹性片111在自身弹力作用下，恢复原始状态，弹性片111的前端顶在翼片101的端部凸台109上，将翼片101锁定在张开状态(参见图4所示)。筒体102两端的两端面法兰105面向筒体102的内侧的端面上的角度限位凸台110与翼片101的翼面相抵接，以是控制翼片101的张开角度。在导弹飞行过程中，翼片101随旋转的筒体102自转，以调节导弹的飞行平衡姿态。

综上所述，本发明实施例提供的尾翼折叠装置具有结构紧凑、体积小等特点，翼片101设计成既可折叠又可自由旋转，能保证翼片101折叠后，筒体102与弹体118同直径，可将导弹放入发射筒内，导弹射出发射筒后，翼片101可以迅速自动展开，在导弹飞行过程中也可自由旋转，起到稳定导弹飞行姿态的作用，翼片101的展开及折叠与旋转互不干涉，翼片101展开后，自动机械锁定，未经解锁，翼片101不能折叠；另外，尾翼折叠装置对弹体118的滚转姿态无影响。

实施例二

参见图11所示，本发明实施例二提供了一种微型导弹，包括实施例一提供的尾翼折叠装置。微型导弹还包括弹体118，弹体118与尾翼折叠装置的尾喷管115固定连接。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。

Claims (10)

1.一种尾翼折叠装置，其特征在于，包括翼片、筒体和展开组件；所述翼片具有相对的连接边与自由边；所述翼片的连接边与所述筒体的外表面之间活动连接，以使所述翼片的自由边能够在受到外力的作用下向所述筒体的外表面运动；所述展开组件用于在所述翼片失去所述外力时，使所述翼片的自由边向远离所述筒体的外表面的方向运动。

2.根据权利要求1所述的尾翼折叠装置，其特征在于，所述翼片的数量为多个，且多个所述翼片沿所述筒体的周向均匀布设；所述翼片的轴向截面的面积由所述翼片的连接边向所述翼片的自由边逐渐减小；所述翼片的翼面呈弧形，用于与所述筒体的表面相贴；

所述展开组件包括扭转弹性件，且所述扭转弹性件安装于所述翼片与所述筒体之间。

3.根据权利要求1或2所述的尾翼折叠装置，其特征在于，所述翼片的连接边通过销轴安装于所述筒体的外表面，且所述翼片能够绕所述销轴的轴线转动；所述筒体的两端均固定有端面法兰，所述翼片的连接边位于两个所述端面法兰之间。

4.根据权利要求3所述的尾翼折叠装置，其特征在于，所述销轴的轴线与所述筒体的轴线相平行，且所述翼片的翼面能够贴至所述筒体的外表面。

5.根据权利要求3所述的尾翼折叠装置，其特征在于，还包括锁止组件，用于使所述翼片转动设定角度后，使所述翼片的倾斜角度保持不变。

6.根据权利要求5所述的尾翼折叠装置，其特征在于，所述锁止组件包括端部凸台、角度限位凸台和弹性片；所述端部凸台固定于所述翼片的连接边；所述角度限位凸台和所述弹性片均安装于所述筒体上，且所述角度限位凸台与所述弹性片间隔设置；所述端部凸台与所述弹性片相对设置，用于在所述翼片转动设定角度后，所述弹性片的端部能够与所述端部凸台相抵接。

7.根据权利要求6所述的尾翼折叠装置，其特征在于，所述锁止组件还包括垫板和压板；所述压板、所述弹性片和所述垫板依次叠固定于所述筒体的外表面，且所述垫板与所述筒体的外表面相接触。

8.根据权利要求1或2所述的尾翼折叠装置，其特征在于，还包括尾喷管，所述尾喷管穿设于所述筒体中，且所述尾喷管与所述筒体之间通过轴承连接；所述尾喷管的两端均穿出所述筒体，且所述尾喷管的一端固定有限位环，所述尾喷管的另一端具连接法兰部。

9.一种微型导弹，其特征在于，包括如权利要求1-8中任一项所述的尾翼折叠装置。

10.一种尾翼折叠方法，所述尾翼包括翼片，所述翼片具有相对的连接边与自由边，其特征在于，所述折叠方法包括：将所述翼片的连接边与一筒体的外表面活动连接，以使所述翼片的自由边能够在受到外力的作用下向所述筒体的外表面运动；在所述翼片与所述筒体之间设置一展开组件，当所述翼片失去所述外力时，通过展开组件使所述翼片的自由边向远离筒体的外表面的方向运动。